针对综合化电子系统硬件模块国产化和小型化后加载方法通用性差的问题,提出了一种基于虚拟并行NOR FLASH技术的嵌入式处理器程序远程加载通用方法。该方法利用板级管理FPGA通过SRIO将远程待加载程序存储到外挂DDR中, 并通过双口RAM和虚拟并行NOR FLASH接口将存储在DDR的程序组织成与并行NOR FLASH数据格式及接口时序完全一样, 从而嵌入式处理器可通过主动并行方式加载远程程序。工程应用实测结果表明, 该方法不仅加载速度快, 而且能在不同嵌入式处理器之间通用。

为了提高卫星星上资源利用率及集成度, 实现对卫星星上资源的充分利用, 综合考虑体积、质量及功耗等多方面限制及要求, 提出一套基于可重构系统的微纳卫星综合电子系统方案。该方案提出利用分布式专用模块及通用中心处理器提高卫星系统功能集成度, 在不降低整星系统可靠性的基础上减少电路设计冗余。首先, 通过选用双高性能CPU冷备份, 配合外部电路设计, 实现了高可靠性高性能计算功能; 其次, 通过标准化系统总线, 将电源及热控, 姿态轨道控制, 载荷管理等功能模块中的专用电路与计算处理控制功能解耦, 将其中的计算控制功能通过综合电子CPU软件重构的方式实现; 最后设计并研制了一台功能样机, 重量约为0.2 kg, 功耗小于2 W, 系统计算能力大于220 DMIPS, 具备双CPU冷备份功能, 满足微纳卫星低功耗较高可靠性的要求, 同时该样机可通过通用系统总线扩展不同功能, 实现在各种微纳卫星中的应用。

无人机载合成孔径雷达 (SAR)具有机动灵活、战场生存能力较强的特点, 它依靠 SAR先进的雷达成像技术与无人机全天候、全天时侦察能力, 是未来战争中监视与侦察的重要手段。由于SAR任务受无人机航线规划与飞行姿态的影响, 各任务之间又存在差异性, 调度易受制约而造成效率低下。任务电子系统的目的就在于为无人机载 SAR的任务调度提供科学的决策依据。介绍了无人机载SAR任务电子系统的架构及任务调度方法, 建立了任务调度的线性规划约束条件, 通过飞行试验验证了系统的合理性与有效性。

随着车载光电系统的发展, 多功能合一的观察瞄准镜成为发展趋势。将电视观瞄/可见光直视观瞄系统进行共光路设计, 可见光直视观瞄系统放大倍率为8×、视场为5°、出瞳直径为φ4 mm、出瞳距离不小于15 mm; 电视观瞄系统F数为6、焦距为110 mm。同时, 对设计结果进行公差分析, 根据公差分析结果制定严格的零部件加工公差及系统装调方案, 系统结构紧凑, 成像良好, 对2.3 m×2.3 m的目标进行观瞄, 识别距离大于4 km, 满足指标要求。

由于复杂机载系统通常情况下无法进行穷举测试，为了保证其满足适航要求，SAE,RTCA等国际组织发布了一系列标准定义相关的开发过程要求，以弥补测试的不足。然而上述标准是基于目标形式定义的，不提供具体的工程实施方法，标准使用者需要在充分理解标准的基础上，根据企业的产品特点及管理模式，形成符合标准要求的本地化开发过程才能够有效地应用标准。光电及其控制系统等机载电子系统是典型的复杂机载系统，为满足民机适航要求，需要为这些系统建立满足适航标准要求的本地化开发过程。介绍了一种建立本地化开发过程的方法，该方法将管理要求和工程元素有机结合，形成完整、灵活、高效的本地化开发过程。

建立了一种基于状态分析的电子系统抗辐射能力评估方法，该方法以电子系统中单元器件的辐射效应实验数据为基础，采用行为级电路仿真方法对电子系统功能状态进行分析，并应用蒙特卡罗方法模拟辐射损伤随机性对系统功能状态的影响，最终结合系统功能阈值，给出系统功能的裕量及不确定度估计，进而对系统抗辐射能力进行评估。为了验证评估方法的可行性，应用该方法对某模数转换电子系统的抗γ总剂量能力进行了评估，并将评估结果与该电子系统的γ总剂量效应实验结果进行了对比。结果表明该评估方法能够定量给出系统功能在受到辐射损伤后的变化，评估方法给出结果与实验结果在变化趋势和评估结论上基本一致。

提出了一种用于光电系统的时间同步技术, 以实现多传感器信息融合和协调驱动。该技术基于卫星授时和IEEE 1588标准, 可嵌入光电设备内。最后, 分析了时间同步技术对于光电系统性能提升潜力: 具有可时间同步信息的光电系统可快速获得准确的战场信息, 提高系统的可靠性和空间分辨力, 增强数据精度和置信度, 从而改善探测性能和工作能力。

为研究采用UV-LIGA(Ultraviolet Lithography, Galvanoformung, Abformung)技术制作的多层电铸镍的机械可靠性，对其进行了抗冲击性能分析。利用冲击试验台及信号采集系统测试了UV-LIGA多层电铸镍的抗冲击性能。实验分析得到其累积失效概率-加速度峰值曲线近似拟合于韦布尔统计分布，韦布尔系数γ=7.6，参考加速度为21 300g。当加速度为12 000~18 000g时，可靠性相对较高; 当加速度为12 000~18 000 g时，累计失效概率增加较快; 当加速度大于24 000g时，可靠性下降迅速。利用扫描电子显微镜(SEM)观察了试样，得到其主要的失效形式有分层、断裂、塑性变形以及黏连等。初步分析了失效原因，并提出了相应的优化设计方法，为UV-LIGA多层结构的设计提供实验依据。

为实现卫星工程的整体优化，本文打破传统卫星与运载器独立各自设计的界限，将小卫星和小运载器上面级有机融合构成一类上面级航天器，并给出了适用于上面级航天器的可重构综合电子系统方案。该电子系统以Microblaze软核处理器为核心处理单元，采用基于CAN总线的分布式网络结构提高系统的可扩展性，并利用可重构技术实现电子系统核心处理单元的分时复用，以满足运载段和在轨段对电子系统的不同需求。实现了姿态轨道控制算法硬件化，减轻处理单元的负担，提升了系统的计算和处理能力。设计并建立了半物理实验系统，对飞行全过程、全模式进行了仿真验证。结果表明：运载段控制周期达到10 ms，姿态轨道算法硬件化后运行时间约为7.5 ms; 相机工作期间姿态指向精度达0.035°，稳定度达0.000 68(°)/s。所设计的可重构综合电子系统完成了上面级航天器的全模式飞行任务，满足运载段强实时性、在轨段高可靠性以及高精度控制等要求。